隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭武器技術(shù)的快速發(fā)展，為了增加導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性，使其具備完成更為復(fù)雜飛行任務(wù)的能力，對完成導(dǎo)彈飛行姿態(tài)和軌道控制的各種動(dòng)力系統(tǒng)提出了更高的要求，配備姿控動(dòng)力系統(tǒng)具備自主調(diào)節(jié)軌道能力的導(dǎo)彈武器的發(fā)展應(yīng)引起足夠重視。

目前國內(nèi)外用于變軌和姿態(tài)控制的動(dòng)力裝置有：冷氣系統(tǒng)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固體姿控發(fā)動(dòng)機(jī)。相比于液體推進(jìn)劑姿控系統(tǒng)，固體姿控系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、便于儲(chǔ)存、成本低、動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間短等一系列特點(diǎn)，而被廣泛應(yīng)用于防空、反導(dǎo)領(lǐng)域。當(dāng)前發(fā)展較為成熟且到實(shí)用階段的固體姿控系統(tǒng)技術(shù)方案主要有2種：微型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)姿控系統(tǒng)和固體推進(jìn)劑燃?xì)獍l(fā)生器姿控系統(tǒng)。其中，前一種方案相對成熟且簡單，但后一種方案技術(shù)更為先進(jìn)，更具發(fā)展前景。固體推進(jìn)劑燃?xì)獍l(fā)生器姿控系統(tǒng)可進(jìn)一步細(xì)分為脈沖型固體姿控系統(tǒng)與節(jié)流式固體姿控系統(tǒng)，節(jié)流式固體姿控系統(tǒng)相對而言靈活性更高、成本更低、性能更優(yōu)。目前，美國對于固體姿控系統(tǒng)技術(shù)的掌握最為成熟，已成功應(yīng)用于標(biāo)準(zhǔn)-3系列導(dǎo)彈、獵戶座逃逸系統(tǒng)等。國內(nèi)相關(guān)研究工作起步較晚，與世界先進(jìn)水平還存在不小的差距。

針?biāo)ㄊ介y門結(jié)構(gòu)是節(jié)流式固體姿控系統(tǒng)的一種常見結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，基本工作原理是通過伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)針?biāo)ㄔ谳S向位置移動(dòng)，進(jìn)而改變噴管喉部面積，實(shí)現(xiàn)推力的連續(xù)可調(diào)。在具體設(shè)計(jì)過程中，針?biāo)^部的型面設(shè)計(jì)尤為重要。因此有必要對針?biāo)ㄊ焦?jié)流式姿控系統(tǒng)在多種工況下的內(nèi)流場特性開展仿真研究，為實(shí)際結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供一定的仿真基礎(chǔ)。

圖1為針?biāo)ㄊ介y門的工作原理示意圖，可將其簡化為圖2所示的模型。其中，噴管的喉徑尺寸大小為6 mm，出口半徑為18 mm，出口擴(kuò)張半角和初始膨脹半角依次為12°與25°。定義開度值L為針?biāo)^部在x方向上相對于喉部完全閉合時(shí)的打開距離。

仿真模型如圖3所示，為簡化運(yùn)算，僅取x軸上方模型為分析對象，同時(shí)施加反對稱約束條件。湍流模型采用剪切應(yīng)力傳輸模型（shear stress transfer， SST）K-ω模型，依據(jù)0.2 mm尺寸大小進(jìn)行網(wǎng)格劃分，在邊界層局部加密，開展穩(wěn)態(tài)分析。假定燃?xì)鉃槔硐霘怏w，密度、粘性系數(shù)、熱導(dǎo)率依次設(shè)置為idea-gas、Sutherland、Kinetic-theory。入口與出口施加壓力邊界條件：入口邊界壓強(qiáng)大小為9 MPa，溫度為3 000 K，出口邊界壓強(qiáng)為1 000 Pa（即高空環(huán)境），溫度為300 K。

已知針?biāo)^部和噴管收斂段之間形成的節(jié)流通道，為圖4所示的AB段繞軸線旋轉(zhuǎn)所形成的圓臺(tái)側(cè)面積。α為針?biāo)^部半角，此時(shí)等效喉部面積A*等同于節(jié)流面面積S的大小為

本文模型中，收斂段半徑r與喉部半徑rt均為  3 mm，顯然等效喉部面積的最大值不會(huì)超過πrt2。可得α依次取30°、35°及40°時(shí)的等效喉部面積與開度L之間的關(guān)系如圖5所示。

理論上，當(dāng)L=0 mm即針?biāo)^部與噴管喉部完全接觸保持閉合時(shí)，無燃?xì)馀懦霾划a(chǎn)生推力。隨著開度L的增加，噴管的等效喉部面積增加，相應(yīng)的推力大小F不斷增加，并且當(dāng)開度L達(dá)到某一定值Lc后，F(xiàn)趨于穩(wěn)定基本不變，這是由于開度大于定值Lc后，針?biāo)▽聿康牡刃娣e基本不產(chǎn)生影響。此時(shí)的喉部面積與不存在針?biāo)〞r(shí)基本一致，即πrt2。且Lc大小與α直接相關(guān)，α越大即針?biāo)^部越“鈍”，Lc值越小。

    2.1 不同針?biāo)^部截面半角下的內(nèi)流場分析

圖6~8依次為針?biāo)^部截面半角α取30°、35°及40°時(shí)，開度L依次取0.5、3、6 mm時(shí)的馬赫數(shù)分布云圖。由圖可得，由于針?biāo)ǖ母蓴_作用，頭部出現(xiàn)明顯的激波，在開度L較小時(shí)這種現(xiàn)象更為明顯。相同α取值條件下，馬赫數(shù)分布云圖隨L值的變化而變化。在L=0.5、6 mm時(shí)，不同α值下的馬赫數(shù)分布云圖基本一致，但在L=3 mm時(shí)的差別較大，L=3 mm、α=40°與L=6 mm、α=35°工況下的分布云圖基本一致。造成該現(xiàn)象的主要原因是同一開度L下，喉部等效面積A*與α值直接關(guān)聯(lián)，當(dāng)L＜Lc時(shí)，L一定，α越大，A*越大。

圖9（a）、（b）依次為3 種針?biāo)^部截面半角α 情況下，入口質(zhì)量流率m? 1 和出口質(zhì)量流率m? 2 隨開度值L 的變化圖。m? 1 與m? 2 大小相等，符號(hào)相反，驗(yàn)證了仿真結(jié)果的收斂性與可靠性。由圖可得，當(dāng)L＜Lc 時(shí)，α 越大，L 越大，對應(yīng)的m? 1 和m? 2 也越大。當(dāng)L>Lc時(shí)，m? 1 和m? 2 基本保持不變。同理，已知推力F表達(dá)式如下式所示：

顯然，當(dāng)L＜Lc時(shí)，L越大，α越大，則F越大，圖10（a）所示即為仿真所得的不同α取值條件下的F-L變化曲線圖，與理論預(yù)測結(jié)果保持一致，當(dāng)L＞Lc時(shí)，推力Fmax大小約為433 N保持不變。

依據(jù)式（9）計(jì)算不同工況下的比沖可得不同α取值條件下的I-L變化曲線如圖10（b）所示，此時(shí)當(dāng)L＜Lc時(shí)，L越大，α越大，則I越小，當(dāng)L＞Lc時(shí)，比沖Imin保持不變。

綜上所述，當(dāng)L＜Lc 時(shí)，在開度值L 大小一定時(shí)，針?biāo)^部截面半角α 越大，對應(yīng)的等效喉部面積A? 越大，質(zhì)量流率m? 越大，推力F 越大，達(dá)到最大推力針?biāo)^部所需運(yùn)動(dòng)的位移Lc 越小，意味著對伺服機(jī)構(gòu)的控制精度與執(zhí)行力大小提出了更高的要求。同時(shí)，由于噴管出口面積恒定，等效喉部面積A? 越大，對應(yīng)的擴(kuò)張比越小，在欠膨脹狀態(tài)下，擴(kuò)張比越小比沖越小，與圖10（b）仿真結(jié)果一致；反之，針?biāo)^部截面半角α 越小，越有利于實(shí)現(xiàn)對推力大小調(diào)節(jié)的精確控制，但此時(shí)達(dá)到最大推力Fmax 所需運(yùn)動(dòng)的位移Lc 較大，對針?biāo)ㄊ絿姽軆?nèi)的空間布置及利用更為苛刻。

因此在具體設(shè)計(jì)生產(chǎn)過程中，需要綜合考慮上述因素并結(jié)合實(shí)際需求開展針?biāo)^部型面的設(shè)計(jì)工作。

 2.2 不同出口壓強(qiáng)下的內(nèi)流場分析

將出口壓強(qiáng)設(shè)置為101 325 Pa用于模擬地面環(huán)境，針?biāo)^部截面半角為30°，研究高空與地面環(huán)境下的內(nèi)流場特性差異。圖11~13依次為在2、4 與6 mm開度下，高空與地面環(huán)境下的馬赫數(shù)分布云圖。由圖可得，相對于高空而言，地面環(huán)境下出現(xiàn)了明顯的氣流分離現(xiàn)象，并且分離點(diǎn)的位置隨著開度的增加逐漸向噴管出口處延伸。

圖14為不同出口壓強(qiáng)下的質(zhì)量流率對比圖，2種工況下的質(zhì)量流率基本重合。此時(shí)，計(jì)算可得出口壓強(qiáng)的變化值△p=100 325 Pa，約占燃燒室入口壓強(qiáng)（9 MPa）的1.1%，因此對質(zhì)量流率的影響極小，但此時(shí)由于氣體擴(kuò)張損失增多，地面環(huán)境推力將明顯減小，不同出口壓強(qiáng)條件下的F-L曲線如圖15所示，當(dāng)針?biāo)^部形狀保持恒定時(shí)，Lc不變，F(xiàn)max從433 N下降至356 N左右。

上述仿真結(jié)果表明：高空與地面環(huán)境下，針?biāo)ㄩy門的推力隨開度的變化趨勢一致；地面環(huán)境推力明顯小于高空環(huán)境，常規(guī)噴管的結(jié)論也適用于針?biāo)ㄩy門；在達(dá)到穩(wěn)定值之前，隨著開度值增加，擴(kuò)張比不斷減小，高空環(huán)境膨脹愈發(fā)充分，與地面環(huán)境的推力差值不斷增大。

1）針?biāo)^部截面半角越大，達(dá)到最大推力所需的開度值越小，有利于節(jié)約空間，但對伺服機(jī)構(gòu)的控制力和精度要求提高。推力最大值與針?biāo)^部的型面無關(guān)。

2）高空與地面環(huán)境下的針?biāo)ㄩy門推力隨開度變化曲線趨勢一致，常規(guī)噴管的相關(guān)結(jié)論也適用于描述針?biāo)ㄩy門的相關(guān)特性。